Траектория полета к...—

Выведенная на орбиту спутника Земли станция после включения разгонного ракетного блока получила разгон до второй космической скорости и вышла на траекторию полета к Луне. 1 февраля в 22 час 29 мин по московскому времени на основании данных службы траекторных измерений была произведена коррекция траектории, а к 16 час 3 февраля — при подлете к Луне — на борт станции были переданы исходные данные для проведения ее ориентирования по лунной вертикали и последующего торможения. В 21 час 44 мин 42 сек на высоте около 75 км от лунной поверхности [c.431]

Эти двигатели, имеющие тягу 60—100 кН, предназначены для выведения спутников на высокие геоцентрические орбиты, а автоматических станций — с низкой околоземной орбиты на траекторию полета к планетам Солнечной системы. [c.244]

Рис. 1. Типичная траектория полета к Марсу с попутным

Рис. 2. Характеристики траекторий полета к Марсу с ожиданием в окрестности Марса и с промежуточным

Угол тангажа равен сумме двух углов угла атаки а и гла наклона траектории полета к горизонту (рис. 1),т. е. [c.43]

При выборе траекторий полета к другим планетам и для решения многих других задач космонавтики такая точность совершенно недостаточна. Существует другая система основных единиц — так называемая астрономическая система единиц, в которой удается найти константу тяготения со значительно большей точностью — с девятью-десятью верными значащими цифрами. В этой системе за единицу длины принимается среднее расстояние от центра Земли до центра Солнца за единицу массы — масса Солнца за единицу времени — средние солнечные сутки. Для вычисления константы тяготения можно воспользоваться третьим законом Кеплера. Константу тяготения / в астрономической системе единиц обычно обозначают через к — константа Гаусса). Для нахождения константы к Гаусс воспользовался известным ему значением периода обращения Земли вокруг Солнца Т з = 1 год = 365,2563835 средних солнечных суток и известным в его время значением для отношения массы Земли к массе Солнца [c.84]

Обш,ие свойства коррекционных маневров при межпланетных полетах были исследованы в работе А. К. Платонова (1966). Им рассмотрены в линейном приближении характеристики коррекционного маневра на различных участках траектории полета к планетам. В качестве корректируемых параметров траектории используются момент и координаты точки пересечения космическим аппаратом картинной плоскости планеты. Предполагается, что коррекция производится путем мгновенного изменения вектора скорости полета в одной или нескольких точках траектории и что имеется полная информация о движении космического аппарата. Исследование проводится с целью уменьшения величины суммарного импульса коррекции. [c.306]

Характеристики коррекции траекторий полета к Марсу и Венере рассматривались также в работе А. К. Платонова (1966). Характери- стики коррекции траекторий полета к Юпитеру рассматриваются в работе Р. К. Казаковой, В. Г. Киселева и А. К. Платонова (1967). [c.314]

С Землей может состояться лишь спустя много оборотов. Эти расчеты показывают, что среди траекторий полета к одной или к нескольким планетам с возвращением выгодными являются [c.742]

По опубликованным данным [1.44] идеальная скорость при выведении на траекторию полета к Луне американского космического корабля Аполлон равна 12,5 км/с и включает в себя гравитационные потери 1,68 км/с, аэродинамические потери 0,05 км/с и потери на управление 0,19 км/с. Каждый лишний метр в секунду идеальной скорости эквивалентен при этом потере примерно 15 кг полезной нагрузки. [c.76]

Это обстоятельство было учтено при определении указанного на стр. 76 значения характеристической скорости для выведения корабля Аполлон на траекторию полета к Луне Поэтому не нужно удивляться тому, что после вычитания из этого значения величин потерь получается начальная скорость, меньшая геоцентрической скорости корабля Аполлон , приведенной в 5 гл. 12.1 [c.78]

Чтобы затраты топлива на торможение были минимальны, необходимо вывести автоматическую станцию на траекторию полета к Луне с минимальной начальной скоростью. При этом, как мы видели, скорость, которую надо погасить, равна 2,5 км/с. [c.211]

После выхода на траекторию полета к Луне станция Луна-9 (рис. 77) отделилась от разгонного блока. Ее масса составляла 1583 кг. Станции было придано вращение вокруг оси, перпендикулярной к направлению на Солнце. Это обеспечило постоянный температурный режим станции. [c.213]

Интересно, что не в любую точку сферы действия Луны при полете с Земли может войти космический аппарат. Значительная часть тыльной половины сферы действия представляет собой запретную зону. Это объясняется самим фактом орбитального движения Луны. Если траектория полета к Луне близка к траектории минимальной скорости, то апогей ее находится вблизи орбиты Луны и космический аппарат, двигаясь со скоростью порядка [c.224]

Ввиду разнообразия траекторий полета к Луне и, что не менее важно, условий входа в сферу действия Луны существует огромное разнообразие пролетных траекторий. Они, однако, могут быть классифицированы как формально, так и с точки зрения практического использования. Будем придерживаться в основном одной из возможных классификаций плоских траекторий [3.1], достоинство которой в ее полноте. [c.225]

Велика ли должна быть доля тормозной двигательной установки в общей массе космического аппарата, выведенного на траекторию полета к Луне [c.243]

Первая, более сложная, операция требует суммарной характеристической скорости, равной примерно 14,5 км/с. Она складывается из второй космической скорости выхода на траекторию полета к Луне (11 км/с), аэродинамических и гравитационных потерь при запуске (оцениваемых, по разным источникам, в 1,24-1,6 км/с), импульсов выхода на орбиту спутника Луны и схода с нее (каждый не менее 0,8 км/с в случае низкой круговой орбиты) и резерва скорости на коррекции. Разница по сравнению с запуском автоматического спутника Луны заключается в затратах на возвращение на Землю. [c.269]

Предположим, что для экспедиции на Луну используется шестиступенчатый ракетный комплекс, причем четыре ступени расходуются для вывода корабля на траекторию полета к Луне, а две — для посадки на Луну и старта с нее. Можно сказать и иначе (так обычно и говорят) ракета-носитель — четырехступенчатая, а космический корабль имеет две ракетные ступени. Пусть первые три ступени выводят космический корабль на промежуточную круговую орбиту спутника Земли, расположенную на высоте 200 км. Круговая скорость на этой высоте равна 7,8 км/с. Оценим величину гравитационных потерь скорости и потерь на сопротивление в 1,2 км/с, т. е, будем считать, что выход на орбиту потребовал характеристической скорости, равной 9 км/с. Каждая из использованных трех ступеней сообщила кораблю идеальную скорость 3 км/с. [c.271]

Заметим, что суммарная характеристическая скорость не зависит от числа ступеней. Мы можем, например, считать, что для вывода на траекторию полета к Луне достаточно не четырех, а трех ступеней или что посадка на Луну и старт с нее могут быть осуществ- [c.272]

Третья ступень S-IVB имеет массу 122 т (с переходником), в том числе 1O7 т топлива (жидкий водород и жидкий кислород). Она содержит один двигатель J-2, включающийся примерно на 160 с при выведении корабля Аполлон на околоземную орбиту ожидания и на 320 с при выведении его на траекторию полета к Луне. Имеются также два двигателя для осадки топлива (тягой по 1,45 тс). [c.280]

В момент 7 +2 ч 44 мин 14,8 с на втором витке, повторно включается двигатель J-2 ступени S-IVB и через 5 мин 48,3 с сообщает приращение скорости 3041,2 м/с. В результате третья ступень с кораблем Аполлон (общая масса 63 т) выходит на траекторию полета к Луне на высоте 322,7 км с начальной скоростью 10 846,7 м/с. [c.283]

Как и при изучении траекторий полетов к Луне, мы будем применять приближенный метод расчетов. Всю пассивную траекто- [c.305]

Таблица 7. Параболические траектории полетов к планетам и Луне

Таблица 12. Касательные траектории полетов к Марсу (рис. 138)

Рис. 138. Траектории полета к Марсу, касающиеся орбиты Земли. Арабские цифры на орбитах Земли и Марса указывают положения этих планет в момент сближения космического аппарата с Марсом при движении по траектории, обозначенной соответствующей римской цифрой Цифры с нулевыми, индексами показывают начальные положения Марса.

Траектории полетов к Сатурну, или Урану, или Нептуну через Юпитер наименее чувствительны к начальным ошибкам в сезон 1979 г. [c.408]

На рис. 170, а и б показаны траектории полета к Марсу и обратно, рассчитанные с учетом эксцентриситета и наклона орбиты Марса [4.25, 4.121]. Предполагается, что двигатель позволяет регулировать величину и направление тяги во время полета. [c.461]

Тяга в пустоте ЖРД RL-10A3-3 составляет 67 кН при давлении в камере сгорания рк = 3,2 МПа и соотношении компонентов х = 5. Удельный импульс двигателя в пустоте /удоо=444с, длина двигателя 1,78 м, диаметр 1 м. Усовершенствованный вариант этого ЖРД, RL-10A3-3A, разрабатывался для автоматических межпланетных станций, выводимых в космос с использованием разгонной ступени Центавр . В первом полете он должен вывести АМС Галилей на траекторию полета к Юпитеру. Удлинение сопла до степени расширения 61 1 позволило поднять тягу до 73 кН при удельном импульсе 446,4 с. Разработчик (фирма Пратт-Уитни ) изучает возможность дальнейшего усовершенствования этого ЖРД путем увеличения степени расширения сопла до 205 и использования топливных пар фтор — водород и жидкий кислород — пропан. [c.245]

Запуск АМС Галилей на траекторию полета к Юпитеру намечено осуществить с помощью разгонного блока Центавр . Управление положением аппарата, коррекции траектории и маневры при выходе на орбиту вокруг Юпитера должна обеспечивать специальная двигательная установка RPM. Она состоит из одного двигателя тягой 400 Н и двух связок по шесть верньерных двигателей тягой 10 Н, работающих на ММГ и АТ. Двигатель тягой 400 Н предназначен для отвода АМС от разгонного блока, выведения на орбиту вокруг Юпитера и маневрирования на ней. На рис. 177 приведено распределение масс конструкции АМС и расходов топлива на различные маневры. Масса конструкции двигательной установки RPM составляет 206 кг. [c.270]

Работы автора и нескольких его коллег в 1962—1963 гг., а также группы под руководством Кларка ( larke) в Лаборатории реактивного движения за тот же период привели к созданию серии трудов, в том числе двух справочников по межпланетным полетам [1,2]. Один из них посвящен проектированию траекторий пилотируемых кораблей для облета и посадки на Марс и Венеру, а другой — траекториям полета беспилотных зондов к тем же планетам. Оба эти справочника позволили рассмотреть всю совокупность траекторий полета к двум ближайшим планетам вплоть до конца нашего века. [c.12]

Траектории с попутным облетом Венеры — не единственная задача, которую решают специалисты по межпланетным полетам в настояш,ее время. Окончательно убедившись в возможностях современных и перспективных систем, они переключили свое внимание на исследование полетов к внешним планетам. В ходе подробного изучения характеристик систем для полетов к Юпитеру и отдельным астероидам [9] Дируэстер составил таблицы траекторий полета к Юпитеру и астероидам Церера и Веста, справедливые для интервала времени 1970—1980 гг. Графики изолиний для этих траекторий и соответствуюп ие численные данные войдут в следующий справочник по межпланетным полетам [10]. [c.17]

С точки зрения системного подхода к выбору средств оснащения УАБ как беспилотный летательный аппарат (ЛА) является исполнительной частью ударного авиационного комплекса вооружения, на который возложены функции доставки УАБ в район цели, обнаружения и целеуказания объектов поражения, решения задачи по определению момента пуска (сброса) УАБ и передаче необходимой информации на борт УАБ, собственно метания УАБ и управления ею при необходимости (например, при полуактивном методе наведения УАБ на цель) на траектории полета к цели. [c.11]

Все эллиптические траектории полета к нескольким планетам можно разделить на две группы моноэллиптические и поли-эллиптические. [c.740]

Эрике показал [88], что среди полиэллиптических траекторий полета к Меркурию, Венере и Марсу наиболее выгодными и удобными с точки зрения практической реализации являются полуторагодичные триэллип- [c.742]

Рис. 95. Полуторагодичная триэллип-тическая траектория полета к Меркурию, Венере и Марсу с возвращением.

ТЫ полета, орбит Марса и Меркурия и дважды пересекает орбиту Венеры. Среди биэллиптических траекторий не существуют такие, которые касались бы орбиты Земли и в начальный, и в конечный моменты. На рис. 96 приведена биэллипти-ческая траектория полета к Марсу и Венере с возвращением. [c.743]

Другим примером программы мягкой посадки может служить программа, которая использовалась при полетах американских космических аппаратов серии Сервейер (рис. 80). Масса аппарата Сервейер равнялась 950 кг, причем две трети ее приходилось на тормозную двигательную установку. Аппараты выводились на траектории полета к Луне с помощью ракет-носителей типа Атлас—Центавр . Через три дня полета на расстоянир 1600 км от поверхности Луны двигатели системы ориентации развертывали аппарат таким образом, чтобы тяга тормозного двигателя была направлена прямо противоположно скорости. Одновременно включалась телекамера, передававшая на Землю каждые 3 с одно изображение участка лунной поверхности. Камера позволяла установить место посадки с точностью порядка 1,6 км. На высоте 83 км, когда скорость аппарата равнялась 2,62 км/с, включался тормозной двигатель, работа которого прекращалась на высоте 8500 м ( 2700 м) при скорости 122 м/с (+38 м/с). Включались верньерные двигатели. [c.216]

Если траектория полета к Луне является облетной, то ближайшая к Луне ее точка располагается над обратной стороной Луны. Но именно в этой точке выгоднее всего сообщить тормозной импульс (см. 2 гл. 10). Значит, маневр перехода на окололунную орбиту должен совершаться в условиях отсутствия радиосвязи с Землей. [c.270]

Таблица 6. Гомановские траектории полетов к планетам, Солнцу и Луне

Таблица 12. Касательные траектории полетов к Марсу ( 1 гл. 16) Таблица 13. Межпланетные экспедиции при гомановских траекториях перелетов туда и обратно ( 5 гл. 22)

Рассматриваются вопросы, связанные с теорией притяжения, классической задачей двух тел и ее применением к исследованию проблем прикладной баллистики и оптимальных перелетов между орбитами различных типов. Обсуждаются методы расчета траекторий полета к Луне и планетам Солнечнохг системы. Излагается теория точек либрации. Большое внимание уделяется возму-ш енному движению и его применению для оценки времени суш ествования спутника, эволюции орбиты спутника под дехтствием нецентрального поля притяжения и внешнего возмуш аюш его тела. [c.2]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...